CN106945849A - 一种基于分段控制的卫星姿态机动方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于分段控制的卫星姿态机动方法，该方法包含如下步骤：确定卫星姿态机动过程中的姿态；对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制；对卫星滚动轴方向进行稳定控制；分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制；将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制。本发明利用机动过程加减速的对称性，能够自主将卫星的姿态机动分为加速‑匀速‑减速‑快速稳定‑稳态控制几个过程，每个过程进行相应的控制，实现机动过程自动衔接。

Description

一种基于分段控制的卫星姿态机动方法

技术领域

本发明涉及卫星姿态机动方法，特别涉及一种基于分段控制的卫星姿态机动方法。

背景技术

随着卫星用户要求的提高，很多卫星为了缩短重访周期，要求姿控系统不仅能够实现高精度高稳定度控制，还要具有快速姿态机动的能力，扩大观测范围，提高载荷的有效利用率。

现有技术中还没有相关技术记载解决卫星快速机动姿态控制问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于分段控制的卫星姿态机动方法，该方法利用机动过程加减速的对称性，能够自主将卫星的姿态机动分为加速-匀速-减速-快速稳定-稳态控制几个过程，每个过程进行相应的控制，实现机动过程自动衔接。在快速稳定段提高系统的带宽，加快稳定速度，稳态控制段系统切换到正常的控制频率。该方法设计简单可靠，可以有效的实现姿态快速机动，工程上实现简单。

为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种基于分段控制的卫星姿态机动方法，其特点是，该方法包含如下步骤：

确定卫星姿态机动过程中的姿态；

对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制；

对卫星滚动轴方向进行稳定控制；

分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制；

将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制。

所述的确定卫星姿态机动过程中的姿态具体包含：

卫星使用星体惯性角速度进行四元数递推，所述的递推算法如下：

其中，

q_ai(k)是当前拍用陀螺测量角速度递推得到的星体相对惯性系的四元数，表示q_ai的导数；ω表示卫星惯性角速度，E(q)表示对四元数q的一种运算算子，q₄表示四元数q的标量，q₁₃表示四元数q的矢量[q₁ q₂ q₃]^T，[q₁₃×]表示对q₁₃进行求反对称矩阵运算；

将递推得到的q_ai(k)计算成星体相对轨道系的姿态四元数：

当前的卫星姿态角估为：

其中q_ao表示卫星相对轨道系的姿态四元数，q_oi表示轨道系相对惯性系的姿态四元数，表示四元数相乘运算，R_ij是矩阵R(q_ao)的第i行第j列的元素；表示卫星滚动姿态角估值，表示卫星俯仰姿态角估值，表示卫星偏航姿态角估值；

当前卫星的姿态角速度为：

其中，ω₀是轨道角速度。

所述的对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制包含：

当时，姿轨控计算机给滚动方向发T_cxmax的力矩指令，即

T_cx(k)＝T_cxmax

并记录姿态角第一次满足的时间，设为加速时间t_acc；

当时，姿轨控计算机给滚动方向发-T_cxmax的力矩指令，即

T_cx(k)＝-T_cxmax

直至减速时间等于加速时间t_acc,此时滚动轴方向姿态机动结束。

其中，φ_d是滚动方向机动的目标姿态角，由地面设定，T_cxmax是根据执行机构能力确定的滚动方向最大控制力矩，T_cx(k)表示当前拍的控制力矩指令。

在滚动轴方向机动控制后，对卫星滚动轴方向进行稳定控制，所述的卫星滚动轴方向进行稳定控制具体为：

进行预设时间内的PD控制，控制力矩计算如下：

将T_cx限幅在-T_cxmax～T_cxmax之间；

其中，K_{px_jd}、K_{dx_jd}是PD控制的参数；

K_dx＝2ζ_xω_nxI_x，取ζ_x＝1，I_x是卫星滚动方向转动惯量，ζ_x表示滚动方向的阻尼比，ω_nx表示滚动方向的自然频率，表示滚动角估值，表示滚动角速度估值，T_cx表示滚动方向控制力矩。

所述的分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制具体为：对卫星滚动轴方向进行机动控制和稳定控制过程中，对卫星俯仰轴和偏航轴方向机动过程中进行PD控制，控制力矩计算方法如下：

将T_cy限幅在-T_cymax～T_cymax之间，T_cz限幅在-T_czmax～T_czmax之间；

其中，T_cymax、T_czmax是根据执行机构能力确定的俯仰和偏航方向最大控制力矩，K_{py_jd}、K_{dy_jd}、K_{pz_jd}、K_{dz_jd}是俯仰轴和偏航轴方向的PD控制参数；

取ζ_y＝ζ_z＝0.7,ω_ny＝0.05rad/s,ω_nz＝0.025rad/s。

I_y是卫星俯仰方向转动惯量，I_z是卫星俯仰方向转动惯量，ζ_y表示俯仰方向的阻尼比，ζ_z表示偏航方向的阻尼比，ω_ny表示俯仰方向的自然频率，ω_nz表示偏航方向的自然频率，表示俯仰角估值，表示偏航角估值，表示俯仰角速度估值，表示偏航角速度估值，T_cy表示俯仰方向控制力矩，T_cz表示偏航方向控制力矩。

本发明与现有技术相比，具有以下优点：

该方法利用机动过程加减速的对称性，能够自主将卫星的姿态机动分为加速-匀速-减速-快速稳定-稳态控制几个过程，每个过程进行相应的控制，实现机动过程自动衔接。在快速稳定段提高系统的带宽，加快稳定速度，稳态控制段系统切换到正常的控制频率。该方法设计简单可靠，可以有效的实现姿态快速机动，工程上实现简单。

附图说明

图1为本发明一种基于分段控制的卫星姿态机动方法的流程图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

如图1所示，一种基于分段控制的卫星姿态机动方法，该方法包含如下步骤：

确定卫星姿态机动过程中的姿态；

对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制；

对卫星滚动轴方向进行稳定控制；

分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制；

将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制。

上述的确定卫星姿态机动过程中的姿态具体包含：

卫星使用星体惯性角速度进行四元数递推，所述的递推算法如下：

其中，

q_ai是当前拍用惯性角速度递推得到的星体相对惯性系的四元数，表示q_ai的导数；ω表示卫星惯性角速度，E(q)表示对四元数q的一种运算算子，q₄表示四元数q的标量，q₁₃表示四元数q的矢量[q₁ q₂ q₃]^T，[q₁₃×]表示对q₁₃进行求反对称矩阵运算。

将递推得到的q_ai(k)计算成星体相对轨道系的姿态四元数：

当前的卫星姿态角估值为：

其中，q_ao表示卫星相对轨道系的姿态四元数，q_oi表示轨道系相对惯性系的姿态四元数，表示四元数相乘运算，R_ij是矩阵R(q_ao)的第i行第j列的元素；表示卫星滚动姿态角估值，表示卫星俯仰姿态角估值，表示卫星偏航姿态角估值。

当前卫星的姿态角速度为：

其中，ω₀是轨道角速度，ω_r是卫星姿态角速度估值。

上述的对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制包含：

当时，姿轨控计算机给滚动方向发T_cxmax的力矩指令，即

T_cx(k)＝T_cxmax

并记录姿态角第一次满足的时间，设为加速时间t_acc；

当时，姿轨控计算机给滚动方向发-T_cxmax的力矩指令，即

T_cx(k)＝-T_cxmax

直至减速时间等于加速时间t_acc,此时滚动轴方向姿态机动结束。

其中，φ_d是滚动方向机动的目标姿态角，由地面设定，T_cxmax是根据执行机构能力确定的滚动方向最大控制力矩；T_cx(k)表示当前拍的控制力矩指令。

在滚动轴方向机动控制后，对卫星滚动轴方向进行稳定控制，所述的卫星滚动轴方向进行稳定控制具体为：

进行预设时间(80s)内的PD控制，控制力矩计算如下：

将T_cx限幅在-T_cxmax～T_cxmax之间；

其中，K_{px_jd}、K_{dx_jd}是PD控制的参数；

K_{dx_jd}＝2ζ_xω_nxI_x，取ζ_x＝1，ω_nx＝0.05rad/s，I_x是卫星滚动方向转动惯量，ζ_x表示滚动方向的阻尼比，ω_nx表示滚动方向的自然频率，表示滚动角估值，表示滚动角速度估值，T_cx表示滚动方向控制力矩。

上述的分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制具体为：对卫星滚动轴方向进行机动控制和稳定控制过程中，对卫星俯仰轴和偏航轴方向机动过程中进行PD控制，控制力矩计算方法如下：

将T_cy限幅在-T_cymax～T_cymax之间，T_cz限幅在-T_czmax～T_czmax之间；

其中，T_cymax、T_czmax是根据执行机构能力确定的俯仰和偏航方向最大控制力矩，K_{py_jd}、K_{dy_jd}、K_{pz_jd}、K_{dz_jd}是俯仰轴和偏航轴方向的PD控制参数；

取ζ_y＝ζ_z＝0.7,ω_ny＝0.05rad/s,ω_nz＝0.025rad/s。

I_y是卫星俯仰方向转动惯量，I_z是卫星俯仰方向转动惯量，ζ_y表示俯仰方向的阻尼比，ζ_z表示偏航方向的阻尼比，ω_ny表示俯仰方向的自然频率，ω_nz表示偏航方向的自然频率，表示俯仰角估值，表示偏航角估值，表示俯仰角速度估值，表示偏航角速度估值，T_cy表示俯仰方向控制力矩，T_cz表示偏航方向控制力矩。

滚动轴方向80s快速稳定结束后，三轴同时切换到稳态控制。稳态控制可以是PID控制，也可以是其他的控制方式，取决于具体的设计方案

综上所述，本发明一种基于分段控制的卫星姿态机动方法，该方法利用机动过程加减速的对称性，能够自主将卫星的姿态机动分为加速-匀速-减速-快速稳定-稳态控制几个过程，每个过程进行相应的控制，实现机动过程自动衔接。在快速稳定段提高系统的带宽，加快稳定速度，稳态控制段系统切换到正常的控制频率。该方法设计简单可靠，可以有效的实现姿态快速机动，工程上实现简单。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (5)

1.一种基于分段控制的卫星姿态机动方法，其特征在于，该方法包含如下步骤：

确定卫星姿态机动过程中的姿态；

对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制；

对卫星滚动轴方向进行稳定控制；

分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制；

将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制。

2.如权利要求1所述的基于分段控制的卫星姿态机动方法，其特征在于，所述的确定卫星姿态机动过程中的姿态具体包含：

卫星使用星体惯性角速度进行四元数递推，所述的递推算法如下：

${\stackrel{\·}{q}}_{ai}(k-1)=\frac{1}{2}E\left(q_{ai}\right(k-1\left)\right)\mathrm{\ω}(k-1)$

其中，

q_ai(k)是当前拍用陀螺测量角速度递推得到的星体相对惯性系的四元数，表示q_ai的导数；ω表示卫星惯性角速度，E(q)表示对四元数q的一种运算算子，q₄表示四元数q的标量，q₁₃表示四元数q的矢量[q₁ q₂ q₃]^T，[q₁₃×]表示对q₁₃进行求反对称矩阵运算；

将递推得到的q_ai(k)计算成星体相对轨道系的姿态四元数：

$q_{ao}\left(k\right)=q_{oi}^{-1}\left(k\right)\⊗q_{ai}\left(k\right)$

当前的卫星姿态角估为：

$\widehat{\mathrm{\θ}}\left(k\right)=a\sin \left(R_{31}\right)$

$\widehat{\mathrm{\ψ}}\left(k\right)=a\tan 2\left(-R_{21},R_{11}\right),$

其中q_ao表示卫星相对轨道系的姿态四元数，q_oi表示轨道系相对惯性系的姿态四元数，表示四元数相乘运算，R_ij是矩阵R(q_ao)的第i行第j列的元素；表示卫星滚动姿态角估值，表示卫星俯仰姿态角估值，表示卫星偏航姿态角估值；

当前卫星的姿态角速度为：

其中，ω₀是轨道角速度。

3.如权利要求1所述的基于分段控制的卫星姿态机动方法，其特征在于，所述的对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制包含：

当时，姿轨控计算机给滚动方向发T_cxmax的力矩指令，即

T_cx(k)＝T_cxmax

并记录姿态角第一次满足的时间，设为加速时间t_acc；

当时，姿轨控计算机给滚动方向发-T_cxmax的力矩指令，即

T_cx(k)＝-T_cxmax

直至减速时间等于加速时间t_acc，此时滚动轴方向姿态机动结束；

其中，φ_d是滚动方向机动的目标姿态角，由地面设定，T_cxmax是根据执行机构能力确定的滚动方向最大控制力矩，T_cx(k)表示当前拍的控制力矩指令。

4.如权利要求1所述的基于分段控制的卫星姿态机动方法，其特征在于，在滚动轴方向机动控制后，对卫星滚动轴方向进行稳定控制，所述的卫星滚动轴方向进行稳定控制具体为：

进行预设时间内的PD控制，控制力矩计算如下：

将T_cx限幅在-T_cxmax～T_cxmax之间；

其中，K_{px_jd}、K_{dx_jd}是PD控制的参数；

取ζ_x＝1，I_x是卫星滚动方向转动惯量，ζ_x表示滚动方向的阻尼比，ω_nx表示滚动方向的自然频率，表示滚动角估值，表示滚动角速度估值，T_cx表示滚动方向控制力矩。

5.如权利要求1所述的基于分段控制的卫星姿态机动方法，其特征在于，所述的分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制具体为：对卫星滚动轴方向进行机动控制和稳定控制过程中，对卫星俯仰轴和偏航轴方向机动过程中进行PD控制，控制力矩计算方法如下：

$T_{cy}\left(k\right)=K_{py\_jd}\widehat{\mathrm{\θ}}\left(k\right)+K_{dy\_jd}\stackrel{\·}{\widehat{\mathrm{\θ}}}\left(k\right)$

$T_{cz}\left(k\right)=K_{pz\_jd}\widehat{\mathrm{\ψ}}\left(k\right)+K_{dz\_jd}\stackrel{\·}{\widehat{\mathrm{\ψ}}}\left(k\right)$

将T_cy限幅在-T_cymax～T_cymax之间，T_cz限幅在-T_czmax～T_czmax之间；

其中，T_cymax、T_czmax是根据执行机构能力确定的俯仰和偏航方向最大控制力矩，K_{py_jd}、K_{dy_jd}、K_{pz_jd}、K_{dz_jd}是俯仰轴和偏航轴方向的PD控制参数；

$K_{py}=I_y{\mathrm{\ω}}_{ny}^2,K_{dy}=2{\mathrm{\ζ}}_y{\mathrm{\ω}}_{ny}{I}_y,K_{pz}=I_z{\mathrm{\ω}}_{nz}^2,K_{dz}=2{\mathrm{\ζ}}_z{\mathrm{\ω}}_{nz}{I}_z$

取ζ_y＝ζ_z＝0.7,ω_ny＝0.05rad/s,ω_nz＝0.025rad/s，

I_y是卫星俯仰方向转动惯量，I_z是卫星俯仰方向转动惯量，ζ_y表示俯仰方向的阻尼比，ζ_z表示偏航方向的阻尼比，ω_ny表示俯仰方向的自然频率，ω_nz表示偏航方向的自然频率，表示俯仰角估值，表示偏航角估值，表示俯仰角速度估值，表示偏航角速度估值，T_cy表示俯仰方向控制力矩，T_cz表示偏航方向控制力矩。